[发明专利]一种涡轮叶片内部背盆回转式冷却通道

说明书

本发明属于叶片冷却结构技术领域，涉及一种涡轮叶片内部背盆回转式冷却通道。所述的冷却通道包括涡轮叶片的叶盆和叶背，以及叶盆和叶背围成的叶片主体结构；涡轮叶片内部按照从前缘进气边向尾缘排气边方向分割为4个冷却通道，在第2、3冷却通道中布置有沿弦向伸展的背侧弦向隔墙和盆侧弦向隔墙以及分通道隔墙，弦向隔墙将每个冷却通道进一步细分为三个冷却腔，分别为背侧腔、中间腔和盆侧腔。在采用背盆回转式冷却通道的腔中，多道隔墙对叶片内部空间进行了细分，不仅可以延长冷气流动距离，隔墙的侧表面还形成了丰富的内腔换热面积，相对于常规回转结构增加了约40％，从而使冷气对叶片的换热更充分，起到了增强冷却效果的作用。

技术领域

本发明属于叶片冷却结构技术领域，涉及一种涡轮叶片内部背盆回转式冷却通道。

背景技术

涡轮叶片作为航空发动机的主要零件，在高温、高压、高速燃气环境中工作，其冷却问题非常突出，直接影响到整机的效能和安全。而为了保证涡轮叶片能够可靠的运行，主要解决手段是对其采用中空设计，利用冷气在其内部强化对流换热带走热量，以及排出叶片时形成覆盖气膜隔绝燃气的加热。对叶片冷却设计的重点和所追求的目标是“内部换热面积更大”、“冷气流动阻力更小”、“换热效率更高”、“气膜覆盖面积更大”、“对结构强度破坏更小”、“加工制造成本更低”等。

目前解决涡轮叶片冷却问题的一类方案是采用回转式冷却通道，其典型结构如图1所示，将叶片内部按照从前缘进气边向尾缘排气边方向分割为两条冷却通道，在冷却通道中布置有圆柱形扰流柱，起到了连接叶盆和叶背的作用。如图1所示，在工作时，燃气包围着叶片，并沿着燃气流动路径从叶片外部流过；与此同时，冷却气被引入叶片，并沿冷却气体路径，首先从叶片榫头底部流入，分别进入两条冷却通道后，进入第一流程——沿径向通道向上流至叶片顶部后，沿叶型的弦向向前或向后折转180°；转入第二流程——冷却气在向下流至叶身根部后，再次重复180°折转过程；转入第三流程——沿叶型上向流动，并最终从位于叶片前缘和叶盆上的气膜孔，以及尾缘劈缝和叶片顶部除尘孔流出，从而完成对叶片整体的冷却。此类冷却方案的基本特点是利用叶片弦长方向的宽度实现冷气流动的转折，因此可称其为弦向回转式冷却通道。该类方案能够基本满足当前航空发动机涡轮叶片的冷却需求，缘于冷却通道的弦向转折增大了叶片内部冷却面积，同时延长了冷却气在叶片内部的流动过程，从而使换热较为充分。但面向燃气温度更高的新一代航空发动机时，该类结构受到换热面积有限以及冷气与热壁面接触不够充分等条件限制，则难以进一步提高冷却效果，无法满足需求，需要进一步改进。

发明内容

针对现有涡轮叶片冷却方案存在的局限性，本发明提供了一种内部背盆回转式冷却通道，具有较好的冷却效果。

图2显示了一种涡轮叶片内部背盆回转式冷却通道的示意图，包括涡轮叶片的叶盆和叶背，以及叶盆和叶背围成的叶片主体结构；涡轮叶片内部按照从前缘进气边向尾缘排气边方向分割为4个冷却通道，其中前缘和尾缘冷却通道按已有方案设计。在第2、3冷却通道中，采用本发明所述的背盆回转式结构。在第2、3冷却通道中布置有沿弦向伸展的背侧弦向隔墙和盆侧弦向隔墙以及分通道隔墙，所述的背侧弦向隔墙和盆侧弦向隔墙的厚度为δ，隔墙厚度δ的取值范围为0.8～1.6mm。弦向隔墙在叶片内部不仅起到了连接和强化支撑作用，还将每个冷却通道进一步细分为三个冷却腔，分别为背侧腔、中间腔和盆侧腔，一方面增大叶片内部换热面积，另一方面可以延长冷气流动距离，均可以起到强化换热的作用。三个冷却腔高度分别为背侧腔高度l₁，中间腔高度l₂，盆侧腔高度l₃，在每个截面高度和弦向位置处，各高度之间的关系为l₁＝l₂＝l₃。背侧腔、中间腔和盆侧腔内部布置有圆柱形扰流柱，相邻腔之间的扰流柱的位置不相对，且各腔内扰流柱的布置方式均为沿流线分层叉排。扰流柱轴线近似垂直于叶盆、弦向隔墙和叶背，并对这三者起到了连接和结构强化作用。